一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统技术方案

本发明专利技术公开了一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括综合控制台系统、飞行器仿真模型系统以及数据处理系统，综合控制台系统主要进行系统参数设置，关键变量及状态信息监控，程序启动控制，操作说明查看等；飞行器的仿真模型系统主要进行各系统模型运行计算；数据处理系统主要完成仿真数据处理及存储功能。该飞行仿真测试系统针对固液动力飞行器特点主要完成以下功能，首先，可以依据任务要求进行仿真弹道设置；其次，可以进行多样化控制率设定及效能测试，最后，可以完成系统运行状态的实时监控及存储功能。

【技术实现步骤摘要】
一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统
本专利技术属于控制系统领域，具体涉及一种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统。
技术介绍
固液动力飞行器是一种采用固液混合动力发动机作为动力装置的、具有可重复启动、推力可调等特点的新型飞行器，且安全性高、经济性好。相较于液体动力发动机，其操作方便、结构简单，而相较于固体动力发动机，可实现长时间工作、并且推力可调节。其发动机的工作原理是，触发点火器后打开液路阀门释放液体氧化剂，氧化剂在燃烧室中与固体燃料接触并燃烧，发动机开始工作，同时打开增压阀门调节氧化剂流量，改变推进剂的燃烧速率，从而实现发动机的变推力调节。固液动力飞行器飞行仿真测试软件系统在整个飞行任务的过程中起着关键性作用，任何实际的飞行任务都要根据预先设计好的气动参数和控制参数来验证飞行的合理性和可行性。在专利公开申请号是201310322284.1的《固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统》中介绍的固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，是在matlab中利用simulink模块搭建飞行器仿真模型,给定特定的飞行参数通过matlab内部的计算,然后将simulink的仿真结果显示到人机交互界面上。然而如此繁琐而冗余的工作占据了系统的大部分资源，并且操作复杂，任何中间的一个仿真环节出现问题，其查错的过程也是非常艰难；同时一个仿真系统将数据处理、显示、计算分开进行，其操作性和智能性都不能反映当前的数学仿真水平。因此，为了更加快捷简便的进行数据仿真、方案设计、数据显示/存储，一套新型的完整的固液动力飞行器飞行仿真测试软件系统的设计具有重要的意义。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出了一种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统。本专利技术考虑到固液动力飞行器的特点，提出了一种能够同时将综合控制台系统、飞行器仿真模型系统、数据处理系统进行整合的仿真测试系统。一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括飞行器仿真模型系统、综合控制台系统、数据处理系统；飞行器仿真模型系统包括质量模块、飞行环境模块、组合导航模块、时序控制模块、飞行器模型模块、控制系统模块、动力系统模块、气动环境模块和偏差仿真测试模块；质量模块由线性插值函数组成，模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化，时序控制模块提供仿真时间，经过质量模块的插值函数对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩；生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块和气动环境模块；飞行环境模块模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算；组合导航模块作为连接控制系统模块和飞行器模型模块的中间模块，将飞行器模型模块输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块；时序控制模块在仿真过程中，用来生成模型仿真时序，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点；生成的特征点作为变量输出给控制系统模块和动力系统模块；飞行器模型模块应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载；在对六自由度微分方程进行解算时，将质量模块输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块输出的推力参数和气动环境模块输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；方程解算出的速度、高度作为飞行环境模块的参数输入，计算得出飞行参数，包括三轴角速度、三轴速度、马赫数、动压、攻角以及侧滑角，反馈到气动环境模块进行气动计算；控制系统模块依据三通道PID控制算法，用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵机控制信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，改变飞行器的飞行姿态和弹道飞行；飞行器模型模块输出的角速度、姿态角和位置作为变量参数通过组合导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学方程解算，得到量测的角速度和姿态角，作为控制系统模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动环境模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型方程和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数；动力系统模块将质量模块输出的质量参数和惯性矩参数、飞行器模型模块的速度参数和角速度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算得到动力系数；气动环境模块由插值函数组成，实现对气动力和气动力矩系数的插值拟合，为计算飞行过程中的气动力和气动力矩提供数值；偏差仿真测试模块用来模拟由于制导率偏差对飞行弹道造成的影响，偏差主要可分为推力偏心、发射角偏差、质量偏差、初始速度偏差以及质心偏差；综合控制台系统包括初始状态设置模块、环境设置模块、仿真控制模块、弹道设置模块、控制率设置模块、图形显示模块、状态监控模块、操作说明模块；初始状态设置模块设置为一键初始化或者单步初始化；一键初始化将预先定义好的初始化参数值保存在txt文档中，点击一键初始化按钮即动态地加载txt文档中的初始化值；单步初始化需要手动输入每个需要更改的变量，点击确认键进行变量值重载；参数是根据实际情况的需要进行调整，修改的参数值，映射到飞行器仿真模型系统；环境设置模块设置在仿真过程中出现的各种环境干扰，根据当地发射环境的要求，设置是否带有阵风影响，输入相应的偏差大小；仿真控制模块用于“开始”仿真、“停止”仿真，仿真时间可同步设定，配置到模型中的运行时间；弹道设置模块，用户通过该区设置巡航高度、巡航速度和巡航时间，然后通过内部关联的变量映射到程序内部，自动选择相应的方案弹道形式；控制率设置模块设置的参数包括俯仰通道、偏航通道、滚装通道的控制参数；图形显示模块在用户在仿真进行时，通过变量选择区来选择要显示的不同变量，还能够设置输入数据采集的速率；状态监控区显示程序在运行时的状态信息，包括仿真时间、仿真高度、开始/结束标志位；其中，仿真时间标志的是内部程序运行计算的时间，以仿真步长为单位；仿真高度实时跟踪内部的高度变量，与图形显示的高度值作对比参考；开始/结束标志作为仿真是否开始和结束的标志位；操作说明模块作为操作说明的帮助文档链接之用，该区域通过超链接的形式链接到操作说明帮助文档以便查看程序内部的变量定义和程序说明；数据处理系统对数据进行采集、存储、检索和传输，数据处理系统采用数据库和txt文本存储相结合的方式来对中间结果变量进行处理，在仿真过程中，将其他模块得到的中间结果保存到数据库中，并将需要显示的参数，输出综合控制台上的图形控件中。本专利技术的优点在于:1、本专利技术的测试系统可显著地提高整个仿真的仿真时间和仿真效率。2、本专利技术通过C++编写的仿真程序，将综合控制台系统、数据处理系统、飞行器仿真模型系统集成到一个仿真程序中，简化了整个仿真系统的构成和设计流程，同时也能大大缩短整个仿真系统的开发周期。3、综合控制台将需要更改的参数、设置信息以及显示状态等内容通过控件(编辑框、按钮、Measurement Studio控件、列表本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括飞行器仿真模型系统、综合控制台系统、数据处理系统；飞行器仿真模型系统包括质量模块、飞行环境模块、组合导航模块、时序控制模块、飞行器模型模块、控制系统模块、动力系统模块、气动环境模块和偏差仿真测试模块；质量模块由线性插值函数组成，模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化，时序控制模块提供仿真时间，经过质量模块的插值函数对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩；生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块和气动环境模块；飞行环境模块模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算；组合导航模块作为连接控制系统模块和飞行器模型模块的中间模块，将飞行器模型模块输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块；时序控制模块在仿真过程中，用来生成模型仿真时序，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点；生成的特征点作为变量输出给控制系统模块和动力系统模块；飞行器模型模块应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载；在对六自由度微分方程进行解算时，将质量模块输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块输出的推力参数和气动环境模块输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；方程解算出的速度、高度作为飞行环境模块的参数输入，计算得出飞行参数，包括三轴角速度、三轴速度、马赫数、动压、攻角以及侧滑角，反馈到气动环境模块进行气动计算；控制系统模块依据三通道PID控制算法，用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵机控制信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，改变飞行器的飞行姿态和弹道飞行；飞行器模型模块输出的角速度、姿态角和位置作为变量参数通过组合导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学方程解算，得到量测的角速度和姿态角，作为控制系统模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动环境模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型方程和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数；动力系统模块将质量模块输出的质量参数和惯性矩参数、飞行器模型模块的速度参数和角速度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算得到动力系数；气动环境模块由插值函数组成，实现对气动力和气动力矩系数的插值拟合，为计算飞行过程中的气动力和气动力矩提供数值；偏差仿真测试模块用来模拟由于制导率偏差对飞行弹道造成的影响，偏差主要可分为推力偏心、发射角偏差、质量偏差、初始速度偏差以及质心偏差；综合控制台系统包括初始状态设置模块、环境设置模块、仿真控制模块、弹道设置模块、控制率设置模块、图形显示模块、状态监控模块、操作说明模块；初始状态设置模块设置为一键初始化或者单步初始化；一键初始化将预先定义好的初始化参数值保存在txt文档中，点击一键初始化按钮即动态地加载txt文档中的初始化值；单步初始化需要手动输入每个需要更改的变量，点击确认键进行变量值重载；参数是根据实际情况的需要进行调整，修改的参数值，映射到飞行器仿真模型系统；环境设置模块设置在仿真过程中出现的各种环境干扰，根据当地发射环境的要求，设置是否带有阵风影响，输入相应的偏差大小；仿真控制模块用于“开始”仿真、“停止”仿真，仿真时间可同步设定，配置到模型中的运行时间；弹道设置模块，用户通过该区设置巡航高度、巡航速度和巡航时间，然后通过内部关联的变量映射到程序内部，自动选择相应的方案弹道形式；控制率设置模块设置的参数包括俯仰通道、偏航通道、滚装通道的控制参数；图形显示模块在用户在仿真进行时，通过变量选择区来选择要显示的不同变量，还能够设置输入数据采集的速率；状态监控区显示程序在运行时的状态信息，包括仿真时间、仿真高度、开始/结束标志位；其中，仿真时间标志的是内部程序运行计算的时间，以仿真步长为单位；仿真高度实时跟踪内部的高度变量，与图形显示的高度值作对比参考；开始/结束标志作为仿真是否开始和结束的标志位；操作说明模块作为操作说明的帮助文档链接之用，该区域通过超链接的形式链接到操作说明帮助文档以便查看程序内部的变量定义和程序说明；数据处理系统对数据进行采集、存储、检索和传输，数据处理系统采用数据库和txt文本存储相结合的方式来对中间结果变量进行处理，在仿真过程中，将其他模块得到的中间结果保存到数据库中，并将需要显示的参数，...

【技术特征摘要】
1.一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括飞行器仿真模型系统、综合控制台系统、数据处理系统； 飞行器仿真模型系统包括质量模块、飞行环境模块、组合导航模块、时序控制模块、飞行器模型模块、控制系统模块、动力系统模块、气动环境模块和偏差仿真测试模块； 质量模块由线性插值函数组成，模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化，时序控制模块提供仿真时间，经过质量模块的插值函数对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩；生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块和气动环境模块； 飞行环境模块模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算； 组合导航模块作为连接控制系统模块和飞行器模型模块的中间模块，将飞行器模型模块输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块； 时序控制模块在仿真过程中，用来生成模型仿真时序，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点；生成的特征点作为变量输出给控制系统模块和动力系统模块； 飞行器模型模块应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载；在 对六自由度微分方程进行解算时，将质量模块输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块输出的推力参数和气动环境模块输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；方程解算出的速度、高度作为飞行环境模块的参数输入，计算得出飞行参数，包括三轴角速度、三轴速度、马赫数、动压、攻角以及侧滑角，反馈到气动环境模块进行气动计算； 控制系统模块依据三通道PID控制算法，用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵机控制信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，改变飞行器的飞行姿态和弹道飞行；飞行器模型模块输出的角速度、姿态角和位置作为变量参数通过组合导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学方程解算，得到量测的角速度和姿态角，作为控制系统模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动环境模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型方程和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数； 动力系统模块将质量模块输出的质量参数和惯性矩参数...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋佳，蔡国飙，李小川，王鹏，施文杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11